彎度對翼型氣動噪聲影響的數值模擬

關鍵詞：彎度，旋翼翼型，氣動性能，噪聲特性中圖分類號：TK83文獻標志碼：A文章編號：1674-9545（2025）03-0001-（06）DOI：10.19717/j. cnki. jjun.2025.03. 001

旋翼無人機近年來取得了快速發展，由于具有操作簡便、自動懸停、價格低廉的優勢，已在軍事與民用領域得到廣泛的使用。作為旋翼無人機的核心部件，旋翼[1-2]在高速運轉時由于氣流與翼型表面相互作用會產生顯著的噪聲問題。氣動噪聲的產生不僅影響飛行器的舒適性帶來環境噪聲污染，還可能影響氣動性能和設備的耐久性。翼型氣動噪聲的特性較為復雜，受多種因素的影響，包括流體力學特性、翼型幾何特征[3]、飛行條件等。

翼型結構直接決定了旋翼的氣動效率和噪聲水平。因此，針對不同彎度的翼型開展氣動與聲學特性研究具有重要價值。

近年來，國內外學者在流體力學領域對翼型彎度對氣動噪聲[4-6]的作用機制進行了大量研究。他們通過數值模擬與實驗相結合的方法，深入剖析了不同彎度構型對翼型繞流多尺度流動特性的影響規律，并系統揭示了彎度參數與噪聲生成機理之間的內在關聯。孫振業等[7]通過實驗和數值模擬的方法，研究了風力機翼型的彎度對其氣動噪聲特性的影響，并詳細分析了不同彎度翼型的氣動性能和噪聲特性。李嘉儀等[8]通過建立二維模型并求解定常不可壓Navier-Stokes方程，研究不同翼型在同一后緣偏轉角和飛行參數條件下的升阻力特性，并進一步研究了迎角和后緣彎度對翼型氣動性能的影響。郭同彪等[9]采用參數化方法分析了后緣連續變彎度對氣動性能的影響，并用數值評估法對比了僅外翼段和內外翼后緣均連續變彎度的優化設計結果。MohammadH等[10]通過實驗研究攻角和風速對NACA0012翼型氣動噪聲的影響，發現隨著風速的增加，速度剪切增加，最終增加了空氣動力噪聲，而當攻角從 5^° 增加到10^° 時，總體聲壓級增加了 1～4dBA 。

因此，本研究基于計算流體力學（CFD）與FW-H聲學類比法相結合的數值模擬方法，針對旋翼無人機專用翼型進行了系統的二維仿真計算研究[1]。通過建立高精度的氣動聲學耦合計算模型，重點探究翼型彎度變化對其氣動特性（包括升阻力特性等）、流場特性（如壓力分布等）以及噪聲輻射特性（包括噪聲頻譜分布、指向性特征等）的影響機理與變化規律。研究成果將為新一代高性能旋翼飛行器的氣動外形優化設計、低噪聲翼型選型以及多目標協同設計提供重要的理論依據和技術支撐，對提升旋翼飛行器的綜合性能具有重要的工程指導價值。

1計算模型設計與驗證

1.1計算模型

翼型彎度是指中弧線到翼弦的最大垂直距離，本文選用的原始翼型為NACA4412，保持翼型其他幾何特征不變，通過改變翼型的彎度，來研究彎度對旋翼翼型氣動性能和氣動噪聲的影響。翼型弦長c取 0.08m ，彎度分別取為0.02c、0.03c、0.04c （原始翼型）和0.05c，從而得到了四種不同彎度的翼型 F-0.02c 、 F-0.03c 、F-0.04c和 F- 0.05c，具體的翼型曲線如圖1所示。

圖1四種不同彎度的翼型曲線圖

1.2計算域設置與網格劃分

計算域及邊界條件設置：利用ICEMCFD幾何功能導入翼型坐標數據，弦長為c，建立葉片及流場區域模型，采用C型計算域，計算域入口是以翼型弦長中點為圓心的半徑為12c的半圓，出口邊界距離翼型尾緣20c，如圖2（a）所示，計算域的左側邊界和上下邊界被設置為速度入口，而右側邊界則被設置為壓力出口，相對壓力為0Pa ，翼型表面采用了無滑移壁面。

網格劃分：以NACA0018翼型為例，使用前處理軟件ICEMCFD劃分結構網格，同時為了保證足夠的計算精度，通過劃分多個block調整翼型表面網格的正交性，確保網格質量盡可能地向1靠近，網格劃分如圖2（b）～2（d）所示。

圖2計算域與網格劃分

在計算流體動力學中， Y+ 值是一個無量綱參數，用于描述靠近壁面的流動特性，特別是在湍流模型中，其大小對于確定適當的網格尺寸和確保流體的準確建模非常重要，對于本文采用的SST k-w 和LES湍流模型，壁面 Y+ 值最理想狀態是小于1，可接受范圍在5以下，所以設置壁面第一層網格高度為 0.01mm ，對應 Y+ 值約等于1，圖3為翼型 Y+ 值計算結果。

圖3 Y+ 值計算結果

由圖3可知，翼型表面 Y+ 值不超過1.6，滿足湍流模型計算要求。采用SST k-w 湍流模型求解翼型穩態流場，再使用LES湍流模型進行瞬態流場求解，時間步長取 0.00005s ，流場計算達到動態穩定，再調用FW-H方程求解翼型的噪聲，選取翼型壁面為噪聲源，采樣時間為0.3s，寫出頻率為 2Hz ，采樣最高頻率為 5000Hz ，噪聲監測點布置在流場中距翼型5c的圓上，相鄰接收點間隔 15^° ，共計24個，如圖4所示。

圖4翼型噪聲監測點設置

1.3數值驗證

為驗證網格無關性，通過改變翼型周向網格節點、法向網格節點和尾跡區網格節點來劃分不同數量的網格，具體網格劃分細節如表1所示，

表1網格劃分細節

以NACA0018翼型為計算模型，弦長 c=? 0.08m ，攻角為 6^° ，雷諾數取 1.6×10⁵ ，按照表1劃分5套網格并計算翼型升阻力系數，計算結果如圖5所示。

由圖5可知，當網格數量為12～23萬時，計算結果無明顯變化。因此，本文采用12萬網格數量對翼型進行數值模擬計算。同時以上述工況為計算條件，驗證了本章計算方法的準確性。先對NACA0018翼型進行穩態流場計算，得到其在不同攻角下的升阻力系數，等穩態流場計算完畢，再變為瞬態計算，得到翼型在 6^° 攻角下的時均表面張力系數，將模擬值與文獻中的實驗值進行對比，結果如圖6所示。

如圖6所示，升阻力系數模擬值在失速前與實驗值吻合良好，而在失速后誤差略大，但基本趨勢一致；翼型吸力面和壓力面的壓力系數模擬值均與實驗值基本吻合，因此本文所采用計算方法滿足精度要求。

2計算結果分析

2.1彎度對氣動性能的影響

圖7展示了四種不同彎度的翼型在 0～18^° 攻角范圍內的氣動力系數變化曲線，攻角之間間隔2^° 。

圖7（a）為翼型升力系數變化曲線，可以看出四種翼型的升力系數隨著彎度的增加而增大，在 αlt;12^° 時基本保持平行，且當 α?14^° 時均出現失速現象。 F-0.04c 和 F-0.05c 翼型的升力系數減小幅度大于 F-0.02c 、 F-0.03c 翼型，失速特性略好。

圖7（b）為翼型阻力系數變化曲線，可以看出隨著彎度的增加，四種翼型的阻力系數逐漸增大，當 αlt;14^° 時，隨著攻角增大，阻力系數差值越大，而當 α?14^° 時，隨著攻角增大，四種翼型阻力系數的差值逐漸趨于一致。

由圖7（c）翼型升阻比變化曲線可以看出，大厚度翼型在小攻角范圍內氣動性能較好。四種翼型的升阻比在攻角 αlt;8^° 時隨著彎度的增加而增大，但增幅逐漸減??；當攻角 α?8^° 時，F-0.04c和F-0.05c翼型的升阻比逐漸減小，而 F-0.02c 、F-0.03c 翼型的升阻比在攻角 α=8^° 時才開始衰減，在 8^°～14^° 的攻角范圍內大于其余兩種彎度較大翼型。

2.2彎度對流場特性的影響

圖8展示了四種不同彎度翼型在攻角 α=2^° ！8^° 和 14^° 時的流場圖。

圖8四種不同彎度翼型的流場圖

由圖8可以看出，彎度變化對翼型的流場影響非常顯著。當攻角 α=2^° 時，隨著彎度的增加，翼型吸力面壓力在 -300Pa 以下低壓區面積小幅增大，壓力面高壓區面積梯次增大。當攻角 α=8^° 時，翼型的流場變化更加顯著，翼型壓力面高壓區的面積隨著翼型彎度的增大逐漸擴大，吸力面低壓區的面積變化相對較小，導致上下壓差增大，升力增加。當攻角 α=14^° 時，四種不同彎度翼型的壓力分布雖然相差不大，但均發生了劇烈的流動分離，并且形成了明顯的分離渦，分離渦的大小隨著翼型彎度的增加而略微增大，而分離點的位置并沒有發生較大的變化。

2.3彎度對噪聲特性的影響

2.3.1噪聲頻譜分布特性圖9展現了四種不同彎度翼型在攻角 α=2^° 、 8^° 和 14^° 時后方監測點1的頻譜分布特性。

圖9四種不同彎度翼型監測點1的噪聲頻譜分布特性圖由圖9可知，當攻角 α=2^° 時，隨著彎度的增加， 3000Hz 以下的低中頻噪聲聲壓級呈現小幅度的增加趨勢，而在 3000～5000Hz 頻段內的高頻噪聲聲壓級也略有提升，而在 600～1000Hz 內，四種翼型的噪聲聲壓級均出現明顯的高峰，表現出明顯的低頻特性。在攻角 α=8^° 情況下，較大彎度的翼型氣動噪聲更大， F-0.04c 翼型和 F-0.05c 翼型噪聲聲壓級整體略大于 F-0.02c 翼型和F-0.03c翼型，其中， F-0.04c 翼型的噪聲聲壓級最大，F-0.04c翼型的噪聲聲壓級在大多數頻段內明顯高于其余三種翼型。當攻角進一步增加至 α= 14^° 時，翼型的噪聲聲壓級隨著彎度的增加而增大，在 200～5000Hz 內，F-0.05c翼型的噪聲聲壓級顯著高于其他翼型，次之為 F-0.04c 翼型。這表明隨著彎度的增加和攻角的增大，翼型的氣動噪聲特性呈現更加突出的高頻噪聲分布特征。

總體而言，較大彎度的翼型整體氣動噪聲更高，尤其在中高頻段，噪聲聲壓級的差異尤為突出，這是因為彎度的增加會使氣流在翼型表面時更容易發生流動分離，產生更多的渦結構，噪聲能量加大，同時湍流與尾緣幾何之間的相互作用加劇，導致中高頻段內噪聲聲壓級差異更為顯著。2.3.2噪聲指向性分布圖10為四種不同彎度翼型在攻角 α=2^° 、 8^° 和 14^° 時的噪聲指向性分布。

圖10四種不同彎度翼型噪聲指向性分布圖

根據圖10可以看出，當 α=2^° 時，四種不同彎度翼型的氣動噪聲僅在弦線方向上有較大的差異，而在其余方向上則相差不大；當 α=8^° 時，F-0.05c 翼型的氣動噪聲顯著小于其余三種翼型，尤其是在 90^° 方向，其聲壓級比與之最接近的 F- 0.03c翼型小了 6.64dB 。與此同時， F-0.04c 翼型在弦線方向上的總聲壓級最大；當 α=14^° 時，F-0.05c 翼型的整體氣動噪聲水平最高，尤其是在翼型后方，噪聲聲壓級普遍比其余三種翼型大了5dB左右。值得注意的是， F-0.02c 翼型的氣動噪聲在 120^°～240^° 方向內大于F-0.03c和 F-0.04c 翼型，在 165^° 方向上甚至超過了F-0.05c翼型。

3結論

本文研究了彎度這一幾何特征對翼型氣動噪聲特性的影響，以CFD方法結合基于聲類比法的FW-H方程，采用LES湍流模型和SST k-w 模型對旋翼翼型進行了二維數值模擬計算，分析了四種不同彎度的NACA4412翼型在 0～18^° 攻角范圍下的氣動性能以及攻角為 2^° 、 8^° 和 14^° 時翼型后方監測點1和翼型正下方監測點19的噪聲分布和翼型整體噪聲指向性分布，得到以下結論：

（1）彎度對翼型的氣動性能有一定的影響，隨著彎度的增大，翼型的升力系數逐漸增大，阻力系數也略微增大，但增幅隨著攻角呈現先增大后減小的趨勢，升阻比則在攻角 α=8^° 之前隨著彎度增大而增大。

（2）彎度增大不會減小翼型產生流動分離的臨界攻角和分離點，反而會略微增大分離渦的大小。

（3）對于噪聲特性來說，較大彎度的翼型整體氣動噪聲更大，低頻噪聲聲壓級與較小彎度翼型相差不大，但中高頻噪聲聲壓級差異明顯。在小攻角下，彎度僅影響弦線方向的聲輻射強度，隨著攻角的增加，最大彎度的F-0.05c翼型的各個方向上氣動噪聲會從最小變成最大。

參考文獻：

[1]李騰.基于后緣小翼的旋翼厚度噪聲控制研究[D].南京：南京航空航天大學，2020.

[2]白玉.四旋翼無人機的應用與發展綜述[J].廣西農業機械化，2020（2）：7.

[3]李瑞，王龍，許勇彬.相對厚度對翼型氣動噪聲影響的數值模擬[J].河南工程學院學報（自然科學版），2024（4）：35.

[4]宋妙妍，陳寶，王普緣，等.不同前緣翼型氣動和噪聲特性對比研究[J].氣動研究與試驗，2024（4）：87.

[5]張育鳴，戴玉婷，黃廣靖，等.柔性變形后緣翼型陣風減緩及氣動噪聲分析[J].航空學報，2024（10） ：116.

[6]趙俊，李志彬.變距四旋翼飛行器氣動力及噪聲特性計算研究[J].航空科學技術，2022（4）：57.

[7]孫振業，陳昕樂，劉宇新.彎度對風力機翼型氣動噪聲特性的影響[J].綠色科技，2019（22）：135.

[8]李嘉儀，黃再興，張憲政，等.變彎度柔性機翼與多段翼型氣動特性對比研究[J].航空科學技術，2022（12） ：54.

[9]郭同彪，白俊強，楊體浩.后緣連續變彎度對跨聲速翼型氣動特性的影響[J].航空學報，2016（2） ：513.

[10]Mohammad H，Shrestha B，Kilchyk V.The effect of flow speed and angle of attack on the aerody-namic Noise of NACA O012 airfoil[J]. Tikrit Journal of Pure Science，2O23（6） ：42.

[11]Kumar S，Mishra P，Narayanan，S.Investigations ofthickness efects onthe acoustic characteristics ofsymmetric and asymmetric airfoils[J]. International Journal of Aeroacoustics 2023（2） ：174102.

Numerical Simulation of the Influence of Camber on Airfoil Aerodynamic Noise

ZOU Polin，WANG Long，LI Rui （School of Electrical and Mechanical Engineering， Anhui University of Science and Technology， Huainan，Anhui232001，China）

ABSTRACTThe camber is an important geometric parameter of the rotor airfoil of unmanned aerial vehicles （UAVs），which hasasignificant impactontheaerodynamic noisecharacteristics of the aifoil.Thecommonlyused NACA4412airfoilforrotor UAVswas takenas theoriginalaifoil.Keepingother geometric features of theairfoil unchanged， fourairfoils with differentcambers wereobtained bychangingthecamber.Theseairfoilsweretakenastheresearchobjects，andtheCFD/FW-Hmethod wasused to numericallsimulate theairfoils toanalyzetheinfluenceofcamberonthe aerodynamic noiseof theairfoil.Thenumerical simulationresults showedthat withinasmallangleofatack range，as the camber increases，the liftcoefficient and drag coefficient of the airfoil gradually increase，and the lift -tan- drag ratio increased with the increase of the camber of the airfoil before the angle of attack α=8 .For the noise characteristics，the overallaerodynamicnoiseoftheairfoilwithalargercamberwasgreater，andthesoundpressure levelofthelow-frequency noise wasnot muchdiferentfromthatof theairfoil withasmallercamber，butthesound pressurelevelofthe mediumand high-frequency noise was significantlydiferent.Theresearch results had guiding significance for the design and selection of airfoils.

KEYWORDS curvature；rotorairfoil；aerodynamicperformance；noisecharacteristics

（責任編輯 唐紅梅）